公开(公告)号：CN108414185A

公开(公告)日：2018-08-17

申请号：CN201810129236.3

申请日：2018-02-08

Applicant: 上海机电工程研究所

Inventor： 傅建明 ,  唐海敏 ,  李欣益 ,  蔡天星 ,  王晓鹏 ,  伍彬 ,  李小林 ,  梁伟 ,  彭中良 ,  阳华 ,  江振 ,  雷明兵 ,  侯凯宇

IPC: G01M9/06

Abstract: 本发明提供了一种对称飞行器风洞试验数据零点误差处理方法：将具有对称性的基本飞行姿态选定为风洞试验数据零点的标准状态；确定合成攻角为零时飞行器横截面内空气动力合力和合力矩的方向和大小；在旋转体轴系下对飞行器横截面内合力和合力矩进行分解，获得相应的力和力矩的新值；通过代数平均，获得轴向力和滚转力矩零点的新值；获得新旧值的差量；将随合成攻角变化的旧数据加上前述差量获得新数据，实现曲线的整体平移，以供配套使用。本发明从零点状态是同一个的物理实际出发，创新提出零点力和力矩归一化的思路，建立一种对称飞行器风洞试验数据零点误差处理方法，可全面考虑风洞试验模型安装误差和风洞流场均匀度误差，提高了风洞试验数据的精度，为制导、控制和自动驾驶仪的飞行仿真和特性评估解决了零点误差的干扰问题。

公开(公告)号：CN108414185B

公开(公告)日：2020-01-31

申请号：CN201810129236.3

申请日：2018-02-08

Applicant: 上海机电工程研究所

Inventor： 傅建明 ,  唐海敏 ,  李欣益 ,  蔡天星 ,  王晓鹏 ,  伍彬 ,  李小林 ,  梁伟 ,  彭中良 ,  阳华 ,  江振 ,  雷明兵 ,  侯凯宇

IPC: G01M9/06

Abstract: 本发明提供了一种对称飞行器风洞试验数据零点误差处理方法：将具有对称性的基本飞行姿态选定为风洞试验数据零点的标准状态；确定合成攻角为零时飞行器横截面内空气动力合力和合力矩的方向和大小；在旋转体轴系下对飞行器横截面内合力和合力矩进行分解，获得相应的力和力矩的新值；通过代数平均，获得轴向力和滚转力矩零点的新值；获得新旧值的差量；将随合成攻角变化的旧数据加上前述差量获得新数据，实现曲线的整体平移，以供配套使用。本发明从零点状态是同一个的物理实际出发，创新提出零点力和力矩归一化的思路，建立一种对称飞行器风洞试验数据零点误差处理方法，可全面考虑风洞试验模型安装误差和风洞流场均匀度误差，提高了风洞试验数据的精度，为制导、控制和自动驾驶仪的飞行仿真和特性评估解决了零点误差的干扰问题。

公开(公告)号：CN116484756A

公开(公告)日：2023-07-25

申请号：CN202310301204.8

申请日：2023-03-24

Applicant: 上海机电工程研究所

Inventor： 傅建明 ,  李小林 ,  吴王浩 ,  宋波涛 ,  王楷 ,  仇理宽 ,  施振兴 ,  雷明兵 ,  徐振东 ,  杨帆 ,  梁伟 ,  段旭 ,  李欣 ,  马印锴 ,  彭中良

IPC: G06F30/28 ,  G06F30/15 ,  G06F119/14

Abstract: 本发明提供了一种连续可调姿控式轴对称防空导弹喷流气动干扰模型构建方法和系统，包括：步骤1：基于三角函数级数展开的数学原理及导弹外形的对称性，推导得到连续可调姿控式轴对称防空导弹喷流气动干扰模型；步骤2：利用风洞试验或数值计算获取连续可调姿控式轴对称防空导弹喷流气动干扰模型的输入；步骤3：利用获取的连续可调姿控式轴对称防空导弹喷流气动干扰模型的输入，以及气动力对称性和周期性推导出的行列向量，求解连续可调姿控式轴对称防空导弹喷流气动干扰模型的各项系数，完成模型构建。本发明解决了轴对称布局喷嘴喷流导弹气动力模拟和不同象限复杂的舵面效率数据映射问题，与其他插值方法相比，本发明效率高、成本低、精度高。

公开(公告)号：CN116187008A

公开(公告)日：2023-05-30

申请号：CN202211696127.2

申请日：2022-12-28

Applicant: 上海机电工程研究所

Inventor： 彭中良 ,  傅建明 ,  伍彬 ,  李小林 ,  李欣 ,  李欣益 ,  段旭 ,  李晓冬 ,  李勇 ,  张迪

IPC: G06F30/20 ,  G06F30/28 ,  G06F119/14 ,  G06F113/08

Abstract: 本发明提供了一种双舵面控制轴对称导弹气动力数学模型的建模方法和系统，包括如下步骤：模型推导步骤：基于三角函数级数展开的数学原理及导弹外形的尾舵鸭舵双舵面控制的轴对称性，推导出导弹三维气动力数学模型，根据导弹三维气动力数学模型制定相应的风洞试验计划；模型输入获取步骤：利用风洞试验计划获取导弹三维气动力数学模型输入；建模完成步骤：利用获取的导弹三维气动力数学模型的输入求解导弹三维气动力数学模型的各项系数，完成全弹的气动力数学模式建模。本发明采用的方法，解决了鸭尾舵双舵面控制“+×”轴对称导弹双控布局气动力数学模型，使得鸭尾舵双舵面控制“+×”轴对称导弹双控布局方案得到解决。

公开(公告)号：CN115114781A

公开(公告)日：2022-09-27

申请号：CN202210737370.8

申请日：2022-06-27

Applicant: 上海机电工程研究所

Inventor： 彭中良

IPC: G06F30/20 ,  G06F30/17 ,  G06F17/16 ,  G06F111/10 ,  G06F119/14

Abstract: 本发明提供了一种十叉型双舵面控制轴对称导弹三维气动力建模方法及系统，基于三角函数级数展开的数学原理及导弹外形的副翼鸭舵俯仰偏航尾舵双舵面控制轴对称性推得导弹三维气动力数学模型，根据导弹三维动力数学模型制定相应的风洞试验计划；利用风洞试验计划获取导弹三维气动力数学模型的输入；利用获取的导弹三维气动力数学模型的输入求解导弹三维气动力数学模型的各项系数，完成全弹的气动力数学模型建模。本发明采用的方法，解决了副翼鸭舵俯仰偏航尾舵双舵面控制“+×”轴对称导弹双控布局气动力建模，使副翼鸭舵俯仰偏航尾舵双舵面控制“+×”轴对称导弹双控布局方案得到解决。

公开(公告)号：CN115859601A

公开(公告)日：2023-03-28

申请号：CN202211489320.9

申请日：2022-11-25

Applicant: 上海机电工程研究所

Inventor： 傅建明 ,  李欣益 ,  侯凯宇 ,  仇理宽 ,  彭中良 ,  李勇 ,  阳华 ,  毕鹏 ,  唐海敏 ,  伍彬 ,  李小林 ,  梁伟 ,  蔡天星 ,  段旭 ,  杨帆

IPC: G06F30/20 ,  G06F119/14 ,  G06F111/10

Abstract: 本发明提供了一种鸭尾舵三通道轴对称布局气动力数学模型的建模方法及系统，包括：根据导弹外形的对称性，得到导弹静态气动力数学模型；利用风洞试验获取导弹静态气动力数学模型的输入，即获得样本数据；通过样本数据求解导弹静态气动力数学模型的各项系数，进而得到导弹的静态气动力数学模型，即生成气动数据库；将气动数据库集成到导弹动力学仿真模型中，用于六自由度运动方程解算。本发明通过攻角、马赫数间系数双线性插值提高鸭尾舵布局导弹气动力数据插值精度，解决了鸭尾舵三通道全控(XX型)的轴对称导弹弹道和控制专业全空域数值仿真所需要的高精度气动力数据的问题。同时减少风洞试验次数，降低成本提高效率，有环保性。